帮我写一个火箭发射轨道外推的java算法，要考虑到地球自转

火箭发射轨道外推是一个复杂的物理过程，涉及到牛顿运动定律、开普勒定律以及地球引力场的影响。在Java中实现这样的算法需要结合数值计算库，例如Apache Commons Math。以下是一个简单的示例，展示了如何用Java构建基本的轨道外推模型，包括考虑地球自转：

import org.apache.commons.math3.geometry.euclidean.threed.*;
import org.apache.commons.math3.ode.nonstiff.ExplicitRungeKuttaIntegrator;
import org.apache.commons.math3.ode.SecondOrderDifferentialEquations;

public class RocketLaunch {

    private static final double EARTH_RADIUS = 6371; // 地球半径 (公里)
    private static final double DAY_IN_SECONDS = 86400; // 一天秒数
    private static final Vector3d EARTH_CENTROID = new Vector3d(0, 0, -EARTH_RADIUS); // 地球质心

    // 假设初始条件和火箭参数
    private final Spacecraft spacecraft;
    private final double initialTime;
    private final double initialPosition[] = {0, 0, -EARTH_RADIUS}; // 初始位置：赤道上空
    private final double initialState[] = {0, 0, 0, 0, 0, 0}; // 初始速度和角速度

    public RocketLaunch(Spacecraft spacecraft, double initialTime) {
        this.spacecraft = spacecraft;
        this.initialTime = initialTime;
    }

    // 简化版的地球引力场函数
    private double[] acceleration(double time, double[] state) {
        // ... 实现地球引力加速度公式 ...
        // 这里仅提供一个简化版本，实际应用中应更精确地计算
        return new double[]{/* 加速度分量 */};
    }

    // 考虑地球自转的辅助函数
    private double centrifugalAcceleration(double latitude) {
        return 2 * Math.PI * Earth.RADIUS * Math.sin(latitude);
    }

    public void propagateOrbit(double finalTime) {
        // 创建第二阶微分方程系统
        SecondOrderDifferentialEquations equations = new NonLinearODE();
        equations.setDerivative(new RocketDerivativesFunction(initialState, spacecraft, centrifugalAcceleration));

        // 使用四阶龙格-库塔法
        ExplicitRungeKuttaIntegrator integrator = new DormandPrince853Integrator(1e-6, 1e-9);

        // 初始化时间步长和状态
        double t = initialTime;
        double[] state = Arrays.copyOf(initialState, initialState.length);
        double[] position = new double[3];

        while (t < finalTime) {
            double[] derivative = equations.value(t, state);
            // 更新位置
            for (int i = 0; i < 3; i++) {
                position[i] += derivative[i];
            }
            // 计算新的角速度并更新其他状态值
            // ...

            // 考虑地球自转
            double lat = calculateLatitude(position); // 根据当前位置计算纬度
            double centrifugalAccel = centrifugalAcceleration(lat);
            derivative[4] -= centrifugalAccel; // 减少角速度影响

            // 步进到下一个时间点
            integrator.integrate(equations, t, state);
            t += integrator.getStepSize();
        }

        // 位置现在存储在position数组中
        // ...
    }

    private double calculateLatitude(Vector3d position) {
        // ... 计算纬度 ...
    }

    // ... 其他辅助类和方法 ...
}

// 示例中的Spacecraft类包含火箭的相关参数
class Spacecraft {
    //...
}

这只是一个简化的基础框架，实际的火箭发射轨道外推算法会更复杂，需要处理更多的因素，如燃料消耗、空气阻力、推进力等。此外，这个例子没有详细说明如何设置状态和求解微分方程。如果你对地球自转的具体数学表示有兴趣，可以查阅相关的天体力学文献。